RU2663965C1 - Gas turbine engine combustion afterburner front device - Google Patents

Gas turbine engine combustion afterburner front device Download PDF

Info

Publication number
RU2663965C1
RU2663965C1 RU2017116401A RU2017116401A RU2663965C1 RU 2663965 C1 RU2663965 C1 RU 2663965C1 RU 2017116401 A RU2017116401 A RU 2017116401A RU 2017116401 A RU2017116401 A RU 2017116401A RU 2663965 C1 RU2663965 C1 RU 2663965C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
fuel
stabilizers
gas turbine
afterburner
flame stabilizers
Prior art date
Application number
RU2017116401A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Сергей Александрович Маяцкий
Андрей Александрович Пахольченко
Тарас Васильевич Грасько
Максим Михайлович Федотов
Александр Сергеевич Колесников
Денис Николаевич Тесля
Тимерхан Мусагитович Хакимов
Original Assignee
Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации filed Critical Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации
Priority to RU2017116401A priority Critical patent/RU2663965C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2663965C1 publication Critical patent/RU2663965C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/10—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof by after-burners

Abstract

FIELD: motors and pumps.SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation gas turbine engines, namely to the aircraft gas turbine engines afterburn combustion chambers. Summary of invention is in the fact that the flame stabilizers are made in the form of hollow, streamlined bodies with closed lower part, the stabilizers inner cavity is divided into N longitudinal channels with possibility of the air supply therein and fuel, on the channels side walls the holes are made along the entire length. Flame stabilizers execution in the form of streamlined bodies ensures their uninterrupted flow in the GTE unboosted operation modes, which allows to reduce the full pressure losses. In the GTE afterburning operation modes, to create recirculation flow zones through openings on the channels side walls air jets are blown into the afterburner flow part, and fuel is injected into these zones, i.e. the flame stabilizers act as the fuel manifolds. Absence of separate fuel manifolds in the gas flow allows to further reduce the total pressure losses.EFFECT: reduction of total pressure losses due to use of the bodies with streamlined form as flame stabilizers with the organization of the air jets injection from their surface in the GTE unboosted operation modes.1 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационных газотурбинных двигателей, а именно к форсажным камерам сгорания авиационных газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft gas turbine engines, namely, afterburner combustion chambers of aircraft gas turbine engines.

Известно [Конструкция форсажных камер и выходных устройств авиационных ГТД. B.C. Чигрин, С.Е. Белова. - Учебное пособие. - Рыбинск, РГАТА, 2004. - 38 с., стр. 12] фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя, состоящее из радиально установленных стабилизаторов пламени, консольно закрепленных на внутренней поверхности корпуса форсажной камеры сгорания.It is known [Design of afterburners and output devices of aircraft gas turbine engines. B.C. Chigrin, S.E. Belova. - Tutorial. - Rybinsk, RGATA, 2004. - 38 p., P. 12] a frontal device of the afterburner of the combustion chamber of a gas turbine engine, consisting of radially mounted flame stabilizers, cantilever mounted on the inner surface of the body of the afterburner of the combustion chamber.

Недостатком данного фронтового устройства является большая потеря полного давления в форсажной камере сгорания на бесфорсажных режимах работы ГТД, обусловленная наличием плохообтекаемых тел в потоке, а именно стабилизаторов пламени, а также коллекторов для подвода топлива с топливными форсунками.The disadvantage of this front-end device is the large loss of total pressure in the afterburner in the afterburner GTE operation modes due to the presence of poorly streamlined bodies in the stream, namely flame stabilizers, as well as manifolds for supplying fuel with fuel injectors.

Техническим результатом изобретения является снижение потерь полного давления за счет выполнения стабилизаторов пламени в форме удобообтекаемых тел с организацией вдува струй воздуха и топлива с их поверхности на форсажных режимах работы ГТД.The technical result of the invention is to reduce the loss of total pressure due to the implementation of flame stabilizers in the form of streamlined bodies with the organization of blowing jets of air and fuel from their surface in afterburner operation modes of the gas turbine engine.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном фронтовом устройстве форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя, состоящем из стабилизаторов пламени, консольно закрепленных на внутренней поверхности корпуса форсажной камеры сгорания, согласно изобретению стабилизаторы пламени выполнены в форме полых удобообтекаемых тел с закрытой нижней частью, внутренняя полость стабилизаторов разделена на N продольных каналов с возможностью подвода в них воздуха и топлива, на боковых стенках каналов по всей длине выполнены отверстия.The specified technical result is achieved by the fact that in the known front-end device of the afterburner of the combustion chamber of a gas turbine engine, consisting of flame stabilizers, cantileverly mounted on the inner surface of the body of the afterburner of the combustion chamber, according to the invention, the flame stabilizers are made in the form of hollow, streamlined bodies with a closed lower part, the inner cavity of the stabilizers divided into N longitudinal channels with the possibility of supplying air and fuel to them, on the side walls of the channels along the entire length holes.

Указанный технический результат достигается тем, что подводы воздуха и топлива выполнены в верхней части стабилизаторов пламени.The specified technical result is achieved by the fact that the supply of air and fuel are made in the upper part of the flame stabilizers.

Сущность изобретения заключается в том, что стабилизаторы пламени выполнены в форме полых удобообтекаемых тел с закрытой нижней частью, внутренняя полость стабилизаторов разделена на N продольных каналов с возможностью подвода в них воздуха и топлива, на боковых стенках каналов по всей длине выполнены отверстия.The essence of the invention lies in the fact that the flame stabilizers are made in the form of hollow, streamlined bodies with a closed lower part, the internal cavity of the stabilizers is divided into N longitudinal channels with the possibility of supplying air and fuel into them, openings are made on the side walls of the channels along the entire length.

Выполнение стабилизаторов пламени в форме удобообтекаемых тел обеспечивает их безотрывное обтекание на бесфорсажных режимах работы ГТД, что позволяет снизить потери полного давления [Аэродинамика тел простейших форм. К.П. Петров. - М.: Факториал, 1998. - С. 43]. На форсажных режимах работы ГТД в проточную часть форсажной камеры сгорания через отверстия на боковых стенках каналов вдуваются струи воздуха для создания зон рециркуляционного течения, и в эти зоны впрыскивается топливо, т.е. стабилизаторы пламени выполняют роль топливных коллекторов. Отсутствие отдельных топливных коллекторов в потоке газа позволяет дополнительно снизить потери полного давления.The implementation of flame stabilizers in the form of streamlined bodies ensures their continuous flow around the gas-free modes of gas turbine engine operation, which reduces the total pressure loss [Aerodynamics of bodies of the simplest forms. K.P. Petrov. - M.: Factorial, 1998. - S. 43]. In the afterburner operation modes of the gas turbine engine, air jets are blown into the flow part of the afterburner through the openings on the side walls of the channels to create zones of recirculation flow, and fuel is injected into these zones, i.e. flame stabilizers act as fuel collectors. The absence of separate fuel manifolds in the gas stream further reduces the total pressure loss.

Этим достигается указанный в изобретении технический результат.This achieves the technical result indicated in the invention.

Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя приведено на фиг. 1, где обозначено следующее: 1 - корпус форсажной камеры сгорания, 2 - стабилизатор пламени, 3 - узел подвода, 4 - отверстия, 5 - каналы.The front device of the afterburner of the combustion chamber of the gas turbine engine is shown in FIG. 1, where the following is indicated: 1 - body of the afterburner, 2 - flame stabilizer, 3 - supply unit, 4 - holes, 5 - channels.

Узел подвода 3 предназначен для подвода воздуха и топлива в каналы 5. Он может быть выполнен, например, в виде штуцеров [Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания РД-33-2С. Учебное пособие под редакцией В.В. Кулешова. - М.: ВВИА им Н.Е. Жуковского, 1986. - С. 119, рис. 6.2 поз. I]. Отверстия 4 предназначены для вдува струй воздуха и впрыска топлива в проточную часть форсажной камеры сгорания. Причем отверстия для вдува струй воздуха могут быть выполнены в виде щелей, а отверстия для впрыска топлива могут быть выполнены в виде дюз.The supply unit 3 is designed to supply air and fuel to the channels 5. It can be made, for example, in the form of fittings [Turbojet dual-circuit engine with afterburner combustion chamber RD-33-2C. Textbook edited by V.V. Kuleshov. - M.: VVIA named after N.E. Zhukovsky, 1986. - S. 119, Fig. 6.2 pos. I]. Holes 4 are designed to blow air jets and inject fuel into the flow part of the afterburner. Moreover, the holes for blowing air jets can be made in the form of slots, and the holes for fuel injection can be made in the form of nozzles.

Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания работает следующим образом. При включении форсажа в N1 каналы 5 стабилизаторов подается воздух, который выдувается через отверстия 4 в боковых стенках стабилизаторов в поток газов в виде плоских струй. С подветренной стороны струй (стороны струи, противоположной той, на которую набегает поток газов) образуются зоны рециркуляционного течения, аналогичные зонам, образующимся в следе за плохообтекаемым телом, в которых становится возможной стабилизация фронта пламени. В N2 каналы 5, где N≥N1+N2, стабилизаторов подается топливо, которое распыляется через отверстия в боковых стенках стабилизаторов и сгорает в зонах рециркуляционного течения, образованных струями воздуха. Таким образом обеспечивается работа форсажной камеры, аналогично известной. При выключении форсажа подача воздуха и топлива в полости стабилизаторов пламени прекращается. На бесфорсажных режимах работы ГТД стабилизаторы пламени находятся в потоке газов и создают малые потери полного давления.Front device afterburner combustion chamber operates as follows. When you turn on the afterburner in N 1 channels 5 stabilizers air is supplied, which is blown through holes 4 in the side walls of the stabilizers in the gas stream in the form of flat jets. On the leeward side of the jets (the side of the jet opposite to the one on which the gas stream runs), zones of recirculation flow are formed, similar to those formed in the wake of a poorly streamlined body, in which stabilization of the flame front becomes possible. In N 2 channels 5, where N≥N 1 + N 2 , stabilizers are supplied with fuel, which is sprayed through holes in the side walls of the stabilizers and burns in the recirculated flow zones formed by air jets. This ensures the operation of the afterburner, similarly known. When the afterburner is turned off, the air and fuel supply to the flame stabilizer cavity is stopped. On the afterburner operation modes of the gas turbine engine, flame stabilizers are in the gas stream and create small losses of total pressure.

Claims (2)

1. Фронтовое устройство форсажной камеры сгорания газотурбинного двигателя, состоящее из неподвижных стабилизаторов пламени, выполненных в форме удобообтекаемых тел и консольно закрепленных на внутренней поверхности корпуса форсажной камеры сгорания, отличающееся тем, что стабилизаторы пламени выполнены полыми и закрыты в нижней части, внутренняя полость стабилизаторов разделена на N продольных каналов с возможностью подвода в них воздуха и топлива, а на боковых стенках каналов по всей длине выполнены отверстия.1. The front device of the afterburner of the combustion chamber of a gas turbine engine, consisting of stationary flame stabilizers, made in the form of streamlined bodies and cantileverly mounted on the inner surface of the afterburner of the combustion chamber, characterized in that the flame stabilizers are hollow and closed in the lower part, the inner cavity of the stabilizers is divided on N longitudinal channels with the possibility of supplying air and fuel to them, and holes are made on the side walls of the channels along the entire length. 2. Фронтовое устройство по п. 1, отличающееся тем, что подводы воздуха и топлива выполнены в верхней части стабилизаторов пламени.2. The front device according to claim 1, characterized in that the air and fuel inlets are made in the upper part of the flame stabilizers.
RU2017116401A 2017-05-10 2017-05-10 Gas turbine engine combustion afterburner front device RU2663965C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017116401A RU2663965C1 (en) 2017-05-10 2017-05-10 Gas turbine engine combustion afterburner front device

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017116401A RU2663965C1 (en) 2017-05-10 2017-05-10 Gas turbine engine combustion afterburner front device

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2663965C1 true RU2663965C1 (en) 2018-08-13

Family

ID=63177439

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017116401A RU2663965C1 (en) 2017-05-10 2017-05-10 Gas turbine engine combustion afterburner front device

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2663965C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2216999A (en) * 1988-03-18 1989-10-18 Gen Electric Fuel spraybar
SU1332950A1 (en) * 1985-12-12 1991-12-07 Предприятие П/Я М-5147 Afterburner of gas-turbine engine
US5396761A (en) * 1994-04-25 1995-03-14 General Electric Company Gas turbine engine ignition flameholder with internal impingement cooling
GB2265704B (en) * 1992-04-01 1995-05-31 Snecma Fuel injector for the after-burner chamber of a turbomachine
RU2472027C1 (en) * 2011-07-12 2013-01-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет Flame tube head of afterburner with flame stabiliser of variable geometry

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1332950A1 (en) * 1985-12-12 1991-12-07 Предприятие П/Я М-5147 Afterburner of gas-turbine engine
GB2216999A (en) * 1988-03-18 1989-10-18 Gen Electric Fuel spraybar
GB2265704B (en) * 1992-04-01 1995-05-31 Snecma Fuel injector for the after-burner chamber of a turbomachine
US5396761A (en) * 1994-04-25 1995-03-14 General Electric Company Gas turbine engine ignition flameholder with internal impingement cooling
RU2472027C1 (en) * 2011-07-12 2013-01-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет Flame tube head of afterburner with flame stabiliser of variable geometry

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103884024B (en) A kind ofly can organize burning and flame is transmitted to the connection flame device of by-pass air duct air-flow
UA82991C2 (en) System for injecting an air/fuel mixture into a turbomachine combustion chamber,
US10094289B2 (en) Cavity swirl fuel injector for an augmentor section of a gas turbine engine
CN107762661B (en) A kind of pulse-knocking injection ultra-combustion ramjet combined engine
RU2007145373A (en) GUIDING SHOVEL WITH TANDEM AERODYNAMIC PROFILES, GAS TURBINE ENGINE CONTAINING SUCH SHOVEL, AND METHOD OF GAS FUEL INJECTION FOR COMBUSTION IN GAS OIL
JP2007187150A (en) Externally fueled trapped vortex cavity augmenter
CN109539310B (en) Integrated afterburner adopting adjustable preheating rectifying support plate
CN110307563B (en) Wide-area stamping combustion chamber and combustion organization method
US11543130B1 (en) Passive secondary air assist nozzles
JP2013530371A5 (en) Second water injection system for a diffusion combustion system
CN114459056A (en) Structure-adjustable combined type rotary detonation afterburner
KR100582979B1 (en) Augmentor
WO2015146376A1 (en) Jet engine, flying body, and method for operating jet engine
CN203940469U (en) A kind of afterbunring chamber oil supply device
JP5446783B2 (en) Engine exhaust nozzle and aircraft engine
RU2663965C1 (en) Gas turbine engine combustion afterburner front device
CN104061598A (en) Afterburner oil supply device
US10436117B2 (en) Carbureted fuel injection system for a gas turbine engine
RU2011103719A (en) REACTIVE ENGINE CONTAINING MANY ROCKET ENGINES
RU2009107419A (en) DEVICE AND METHOD (OPTIONS) FOR STABILIZING A FLAME IN AN AFTER FORCING TURBO-REACTIVE ENGINE
Li et al. Combustion characteristics of a multiple swirl spray combustor
ATE496212T1 (en) PILOT NOZZLE OF AN AFTERBURNER
JP2017160873A (en) Scramjet engine and flying object
WO2016039993A1 (en) Liquid propellant rocket engine with afterburner combustor
CN211781231U (en) Integrated afterburner with double oil ways for injection

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190511